直升机飞行动力学实时仿真模型研究

1、直升机飞行动力学实时仿真模型研究论文导读：可以满足实时仿真要求。由于尾桨只有总距操纵。直升机的横向姿态要发生变化。关键词：直升机，仿真，动态入流，操纵直升机飞行仿真技术的应用，可以降低飞行员训练本钱，帮助开发直升机飞控系统，开展直升机总体布局研究。飞行仿真技术的关键是要有一个可信的、实时的直升机飞行动力学模型。直升机是一个复杂的非线性系统，存在着较强的运动耦合、气动耦合、惯性耦合，其运动方程是一个大规模的非线性方程组，不仅求解难度大，而且不适于仿真计算，尤其不能满足实时仿真的要求。为满足实时仿真对飞行动力学模型的要求，本文提出一种相对复杂的工程化模型，该模型可有效缩短计算时间。1适于实时仿真的

2、直升机飞行动力学模型1.1 全机欧拉方程仿真用到的全机欧拉方程为： 上式中，、为作用在直升机上的外力不含重力的合力在机体坐标系上的投影。这些力和力矩包括旋翼、机身、平尾和尾桨的气动力和力矩。由旋翼、尾桨空气动力学方程和挥舞运动方程计算得到1。、是直升机绕重心转动的角速度矢量在机体坐标系上的投影，、为机体俯仰角和侧倾角。在飞行状态和气动力、气动力矩前提下，欧拉方程中有九个未知量，；，；，为保证方程封闭，需参加姿态角及其变化量求解，经过整理，完整的待解方程如下：1.2 旋翼诱导速度模型由于旋翼旋转作用，进入旋翼桨盘的空气吸收能量后，形成涡流。由这些涡诱导出的气流速度，称为旋翼诱导速度。求解旋翼气动

3、力、气动力矩时，首先要确定旋翼的诱导速度分布，考虑到实时计算的要求，本文采用广义涡流理论推导旋翼诱导速度2。涡流理论中用环量求解诱导速度各分量，环量表达式为：在风轴系下将环量和诱导速度写为一阶傅氏级数形式：涡流理论假设诱导速度和环量有如下关系：把桨叶微元水平速度、垂直速度、桨叶挥舞角代入将上式与将上式代入1.3 旋翼挥舞运动模型旋翼的挥舞运动特性直接影响桨叶的空气动力特性，挥舞运动方程组是二阶微分方程组，用准定常概念将方程组进行适当简化，推导出解析解，可以满足实时仿真要求。桨叶的挥舞模态取到一阶模态，记为:将挥舞角表示为傅氏级数，取到二阶项： 根据桨叶微元受力分析，由挥舞力矩平衡条件得到桨叶的

4、挥舞运动方程为：将8、9、10式代入11式，利用方程两边对应项相等，得到准定常状态下的挥舞运动方程系数：1.4 直升机气动力模型以叶素理论为根底，代入旋翼诱导速度模型和旋翼挥舞运动模型，可以求出旋翼的气动力和气动力矩。同时求出尾桨、平尾和垂尾的气动力和力矩，将各力和力矩分量代入全机欧拉方程组，即可对飞行动力学仿真模型进行求解。求解各部件气动力和气动力矩时，分别采用以下根本假设。旋翼气动力根本假设：1桨叶刚性挥舞，计及一阶谐波量；2由于挥舞角和入流角较小，采用小角度假设；3忽略反流区，不考虑压缩性和失速影响；4桨叶扭转方向和摆振方向皆为刚性，且桨叶为几何线性负扭转；5诱导速度分布以及环量同样计及

5、一阶谐波量。尾桨气动力假设：由于尾桨只有总距操纵，并且尾桨转速较高，其挥舞频率很高，可以认为桨尖轨迹平面无运动。平尾和垂尾气动力假设：1翼型升力和阻力都作用在四分之一弦长处，对称翼型；2升力线理论，椭圆升力分布，均匀下洗。机体气动力假设；3纵向力、力矩取决于机身迎角；4侧向力、力矩取决于侧滑角；5机身阻力受到迎角和侧滑角的共同作用。2算例以上述仿真模型为根底，对某型无人直升机的操纵特性进行了仿真计算3。直升机四个操纵量的仿真计算结果如图1至图4所示。图1为总距操纵量随飞行速度变化的仿真结果。直升机开始加速时，由于拉力前倾，与直升机重力平衡的拉力分量减小，为保持平衡，必须增大旋翼总距；随着飞行速

6、度的增大，旋翼桨盘空气流量增加，诱导速度减小，拉力有逐渐增大的趋势，此时必须减小总距，使拉力仍和重力保持平衡。论文参考。图1 总距仿真结果图2为旋翼横向变距值随飞行速度变化的仿真结果。论文参考。随着飞行速度的增大，由于气动力的改变，直升机的横向姿态要发生变化，为保持横向平衡，驾驶员必须在小速度时右压杆，随着飞行速度的增大，逐渐左压杆。图2 横向变距仿真结果图3为直升机纵向变距值随飞行速度变化的仿真结果。随着飞行速度增大纵向变距值不断下降，飞行员前推杆量持续增大。论文参考。以保证旋翼能够产生足够大的前倾力矩。图3 纵向变距仿真结果图4为尾桨桨距随飞行速度变化的仿真结果。随着飞行速度的增大，旋翼入流速度增大，旋翼反扭矩减小，为保持方向平衡，尾桨产生的平衡力矩也应随之减小，因此尾桨桨距随飞行速度增大而减小。图4 尾桨桨距仿真结果本模型的仿真结果符合直升机的实际飞行情况，可用于直升机的工程仿真计算。参考文献：【1】 王适存主编，直升机空气动力学，航空专业教材编审组，198